[發(fā)明專利]進(jìn)氣道自起動(dòng)臨界點(diǎn)的數(shù)值預(yù)測(cè)方法

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• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201910292070.1
• 申請(qǐng)日: 2019-04-12
• 公開（公告）號(hào): CN110082056A
• 公開（公告）日: 2019-08-02
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 許靈芝;戴梧葉
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 北京空天技術(shù)研究所
• 主分類號(hào): G01M9/00
• 分類號(hào): G01M9/00
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

本發(fā)明涉及飛行器技術(shù)領(lǐng)域，公開了一種進(jìn)氣道自起動(dòng)臨界點(diǎn)的數(shù)值預(yù)測(cè)方法。其中，該方法包括：對(duì)流場(chǎng)中的相關(guān)參數(shù)進(jìn)行初始化，得到初場(chǎng)；根據(jù)所述初場(chǎng)確定爬升段的彈道最終馬赫數(shù)計(jì)算范圍；基于所述彈道最終馬赫數(shù)計(jì)算范圍確定進(jìn)氣道的自起動(dòng)臨界點(diǎn)。由此，可以預(yù)測(cè)飛行器爬升過程中進(jìn)氣道從不起動(dòng)狀態(tài)到起動(dòng)狀態(tài)變化的臨界點(diǎn)，以解決目前無法通過地面試驗(yàn)直接獲得進(jìn)氣道自起動(dòng)臨界點(diǎn)這一關(guān)鍵難題。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及飛行器技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種進(jìn)氣道自起動(dòng)臨界點(diǎn)的數(shù)值預(yù)測(cè)方法。

背景技術(shù)

對(duì)于吸氣式飛行器來說，進(jìn)氣道主要的作用是捕獲來流并對(duì)其進(jìn)行壓縮，為發(fā)動(dòng)機(jī)的其他組件(如燃燒室)提供壓縮空氣。通常認(rèn)為，若進(jìn)氣道的流量捕獲特性未因其內(nèi)部流態(tài)的改變而受到影響，稱進(jìn)氣道處于起動(dòng)狀態(tài)，否則為不起動(dòng)狀態(tài)。

在飛行器爬升段，隨著來流馬赫數(shù)逐漸增加，進(jìn)氣道會(huì)經(jīng)歷從不起動(dòng)狀態(tài)到起動(dòng)狀態(tài)的變化過程，這個(gè)過程稱為進(jìn)氣道的自起動(dòng)。如果進(jìn)氣道不能在發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火燃燒之前下成功實(shí)現(xiàn)自起動(dòng)，發(fā)動(dòng)機(jī)將不能正常工作。在2011年6月進(jìn)行的X-51高超聲速飛行器第二次飛行試驗(yàn)中，由于超然沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道未能起動(dòng)，致使該飛行試驗(yàn)失敗。可見，進(jìn)氣道自起動(dòng)問題的重要性。在飛行器或者進(jìn)氣道設(shè)計(jì)過程中，迫切需要準(zhǔn)確預(yù)測(cè)進(jìn)氣道的自起動(dòng)狀態(tài)，獲得飛行器在沿彈道飛行過程中，進(jìn)氣道狀態(tài)從不起動(dòng)到起動(dòng)變化的臨界點(diǎn)。

然而，現(xiàn)有的通過地面風(fēng)洞試驗(yàn)預(yù)測(cè)進(jìn)氣道的自起動(dòng)過程存在兩個(gè)問題：一是風(fēng)洞試驗(yàn)無法完全模擬進(jìn)氣道的全彈道狀態(tài)；二是風(fēng)洞試驗(yàn)需要盡量真實(shí)模擬進(jìn)氣道的進(jìn)氣量，如果試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛢?nèi)流道尺寸過小會(huì)導(dǎo)致無法真實(shí)模擬進(jìn)氣道內(nèi)流動(dòng)，受風(fēng)洞尺寸限制，大尺度的進(jìn)氣道不能開展1:1風(fēng)洞試驗(yàn)；由于這兩個(gè)問題，一部分的進(jìn)氣道無法通過地面試驗(yàn)預(yù)測(cè)進(jìn)氣道的自起動(dòng)過程。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的目的在于克服現(xiàn)有技術(shù)不足，提供了一種進(jìn)氣道自起動(dòng)臨界點(diǎn)的數(shù)值預(yù)測(cè)方法，能夠解決上述現(xiàn)有技術(shù)中的問題。

本發(fā)明的技術(shù)解決方案：一種進(jìn)氣道自起動(dòng)臨界點(diǎn)的數(shù)值預(yù)測(cè)方法，其中，該方法包括：

對(duì)流場(chǎng)中的相關(guān)參數(shù)進(jìn)行初始化，得到初場(chǎng)；

根據(jù)所述初場(chǎng)確定爬升段的彈道最終馬赫數(shù)計(jì)算范圍；

基于所述彈道最終馬赫數(shù)計(jì)算范圍確定進(jìn)氣道的自起動(dòng)臨界點(diǎn)。

優(yōu)選地，根據(jù)所述初場(chǎng)確定爬升段的彈道最終馬赫數(shù)計(jì)算范圍包括：

確定彈道初始馬赫數(shù)計(jì)算范圍；

根據(jù)所述初場(chǎng)，利用定常計(jì)算方法分別計(jì)算所述彈道初始馬赫數(shù)計(jì)算范圍的左邊界對(duì)應(yīng)的流場(chǎng)參數(shù)和右邊界對(duì)應(yīng)的流場(chǎng)參數(shù)，并根據(jù)左邊界的流場(chǎng)參數(shù)和右邊界的流場(chǎng)參數(shù)判斷進(jìn)氣道流場(chǎng)狀態(tài)；

根據(jù)判斷結(jié)果確定彈道最終馬赫數(shù)計(jì)算范圍。

優(yōu)選地，根據(jù)判斷結(jié)果確定彈道最終馬赫數(shù)計(jì)算范圍包括：

在所述左邊界的流場(chǎng)參數(shù)對(duì)應(yīng)的進(jìn)氣道流場(chǎng)狀態(tài)不滿足進(jìn)氣道不起動(dòng)狀態(tài)的情況下，將所述彈道初始馬赫數(shù)計(jì)算范圍的左邊界以第一預(yù)定值減小，直至調(diào)整后的左邊界對(duì)應(yīng)的進(jìn)氣道流場(chǎng)狀態(tài)為進(jìn)氣道不起動(dòng)狀態(tài)，此時(shí)將對(duì)應(yīng)于進(jìn)氣道不起動(dòng)狀態(tài)的調(diào)整后的左邊界確定為彈道最終馬赫數(shù)計(jì)算范圍的左邊界；

在所述右邊界的流場(chǎng)參數(shù)對(duì)應(yīng)的流場(chǎng)狀態(tài)為不滿足進(jìn)氣道起動(dòng)狀態(tài)的情況下，將所述彈道初始馬赫數(shù)計(jì)算范圍的左邊界以第二預(yù)定值增大，直至調(diào)整后的右邊界對(duì)應(yīng)的進(jìn)氣道流場(chǎng)狀態(tài)為進(jìn)氣道起動(dòng)狀態(tài)，此時(shí)將對(duì)應(yīng)于進(jìn)氣道起動(dòng)狀態(tài)的調(diào)整后的右邊界確定為彈道最終馬赫數(shù)計(jì)算范圍的右邊界；

在所述左邊界的流場(chǎng)參數(shù)對(duì)應(yīng)的進(jìn)氣道流場(chǎng)狀態(tài)滿足進(jìn)氣道不起動(dòng)狀態(tài)且所述右邊界的流場(chǎng)參數(shù)對(duì)應(yīng)的流場(chǎng)狀態(tài)為滿足進(jìn)氣道起動(dòng)狀態(tài)的情況下，將彈道初始馬赫數(shù)計(jì)算范圍確定為彈道最終馬赫數(shù)計(jì)算范圍。